CN109911216A - 用于修正翼型上的水撞击极限的位置的系统和方法 - Google Patents

用于修正翼型上的水撞击极限的位置的系统和方法 Download PDF

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Abstract

用于修正翼型上的水撞击极限的位置的系统和方法。一种用于修正飞行器的翼型上的水撞击极限的位置的系统包括飞行控制计算机，其被配置为接收表示在飞行器的飞行路径的环境中感测到的环境参数的数据，基于环境参数，确定飞行器当前经受或预测要经受的结冰条件的存在，并且基于结冰条件的存在，生成用于致动飞行器的活动表面的命令信号。该系统还包括表面致动器，其被配置为从飞行控制计算机接收命令信号并按照使得翼型的迎角增加的方式调节活动表面，从而修正翼型上的水撞击极限的位置。

Description

用于修正翼型上的水撞击极限的位置的系统和方法
技术领域
本公开总体上涉及飞行器飞行操作，更具体地，涉及一种用于修正飞行器的翼型上的水撞击极限的系统和方法。
背景技术
在飞行中当水滴撞击在飞行器表面上并冻结时可在飞行器的表面上形成冰。冰在某些气动表面上的堆积会降低飞行器的性能和操控特性。例如，机翼前缘上的积冰会更改机翼的横截面形状，这会扰乱机翼上的空气流，从而导致机翼的升力(lift)能力降低，气动阻力增加，重量增加，并且飞行器的失速速度增加。
目前解决翼型前缘上的积冰的方法包括使用安装在前缘表面上的充气除冰靴。当冰积聚在前缘上时，可利用压缩空气对除冰靴充气，导致冰开裂。机翼上流动的空气从机翼吹掉冰，之后对除冰靴放气以使前缘返回其充气前形状。尽管通常有效，但是除冰靴增加了飞行器的成本、复杂度和重量。
解决前缘上的积冰的另一方法涉及使用引气(bleed air)除冰或防冰系统，其中从飞行器的燃气涡轮发动机引热空气。按照对机翼表面进行加热的方式，引气通过沿着前缘的内部延伸的喷管引导并排出。可以按这样的方式周期性地激活引气：将前缘的表面维持在冰点以上以防止形成冰，或者使冰融化到机翼上流动的空气将从冰机翼上吹掉的程度。尽管有效解决积冰，但是从发动机抽取引气降低了发动机性能。另外，喷管和引气系统的其它硬件增加了飞行器的成本、复杂度和重量。
可以看出，本领域需要一种用于减少翼型上的积冰的系统和方法，其减少了对防冰硬件(例如，除冰或防冰系统硬件)的需求。
发明内容
与翼型上的积冰关联的上述需求由本公开具体地解决和缓解，本公开提供了一种用于修正飞行器的翼型上的水撞击极限的位置的系统。该系统包括飞行控制计算机，其被配置为接收表示飞行器的飞行路径的环境中的环境参数的数据。另外，飞行控制计算机被配置为基于环境参数来确定飞行器当前经受或预测要经受的结冰条件的存在。此外，飞行控制计算机被配置为基于结冰条件的存在来生成用于致动飞行器的活动表面的命令信号。该系统还包括表面致动器，其被配置为从飞行控制计算机接收命令信号并按照使翼型的迎角增加的方式调节活动表面，从而修正翼型上的水撞击极限。
另外公开了一种修正飞行器的翼型的表面上的水撞击极限的位置的方法。该方法包括在飞行器的飞行路径的环境中感测环境参数，并基于环境参数来确定飞行器当前经受或预测要经受的结冰条件的存在。另外，该方法包括响应于确定结冰条件的存在，调节飞行器的至少一个活动表面，并响应于调节活动表面而增加翼型的迎角，从而修正翼型上的水撞击极限。
该方法的另一示例包括感测飞行器的飞行路径的环境中的气温和水滴的液滴大小，基于气温和液滴大小来确定飞行器当前经受或预测要经受的结冰条件的存在，并响应于确定结冰条件的存在，使分别联接到一对机翼的至少一对横向对称的活动表面向上偏转。另外，该方法包括：响应于横向对称的一对活动表面的向上偏转，增加机翼的机翼迎角，从而导致机翼的上表面上的水撞击上限的向前并向下移位以及机翼的下表面上的水撞击下限的向后并向下移位。
已讨论的特征、功能和优点可在本公开的各种示例中独立地实现，或者可在其它示例中组合，其进一步的细节可参考以下描述和下面的附图看到。
附图说明
本公开的这些和其它特征将在参照附图时变得更显而易见，其中相似的标号始终指示相似的部件，并且其中：
图1是用于修正翼型上的水撞击极限的系统的示意图；
图2是在朝着包含结冰条件的云的飞行路径上的飞行器的例示；
图3是具有活动表面的飞行器的俯视图，所述活动表面可使用本发明所公开的系统来调节以用于增加飞行器的一个或更多个翼型的迎角，从而修正使得翼型上的水撞击极限；
图4是沿图3的线4截取的截面图，并且示出分别以机翼迎角和安定面(stabilizer)迎角取向的机翼和水平安定面；
图5是以0°的迎角取向的机翼的向前部分的侧视图，并且示出由翼型通过其移动的自由流流动中夹带的水滴的切线轨迹限定的机翼的吸力(suction)侧(例如，上侧)的吸力侧水撞击极限和机翼的压力侧(例如，下侧)的压力侧水撞击极限的位置；
图6是图5的机翼的向前部分的侧视图，其以增加的迎角取向并导致相对于图5的对应水撞击极限的吸力侧水撞击极限的组合下降和向前移位和压力侧水撞击极限的组合下降和向后移位；
图7是以0°的迎角取向的机翼的向前部分的侧视图，并且示出机翼前缘上的积冰；
图8是图7的机翼的向前部分的侧视图，其以增加的迎角取向并导致相对于图7中的积冰的机翼前缘上的积冰位置的向下移位；
图9是同一翼型在三种不同的状态下的升力系数对迎角的曲线图，包括：(1)由与相对小的迎角(例如，0°)关联的水撞击极限导致积冰增加，(2)由与相对更大的迎角关联的水撞击极限导致积冰减少，以及(3)没有积冰的清洁条件；
图10是分别以0°的机翼迎角和0°的安定面迎角取向的机翼和水平安定面的截面图；
图11是图10的机翼和水平安定面的截面图，示出扰流板的向上偏转导致机翼的机翼迎角的向上增加，从而导致机翼上的水撞击极限修正；
图12是图10的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出副翼的向上偏转导致机翼迎角的向上增加；
图13是图10的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出水平安定面的安定面前缘的向下偏转和升降舵的升降舵尾缘的向下偏转导致安定面迎角的向下增加，而没有改变机翼迎角；
图14是图10的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出水平安定面的向下偏转和升降舵的向下偏转与扰流板的表面尾缘的同时向上偏转导致安定面迎角的向下增加和机翼迎角的向上增加；
图15是图10的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出水平安定面的向下偏转和升降舵的向下偏转与副翼的表面尾缘的同时向上偏转导致安定面迎角的向下增加和机翼迎角的向上增加；
图16是图10的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出水平安定面的向上偏转和升降舵的向上偏转导致安定面迎角在向上方向上取向，使得维持结冰条件下的升降舵的下俯权限；
图17是图16的机翼和水平安定面和升降舵的截面图，示出升降舵的向上偏转增加导致机翼迎角的向上增加以及水平安定面的向上偏转，使得维持升降舵的下俯权限；
图18是穿过包含结冰条件的云的飞行路径上的飞行器的例示，并且示出在维持飞行器的高度的同时飞行器穿过云时机翼迎角的暂时增加；以及
图19是修正翼型上的水撞击极限的位置的方法中所包括的操作的流程图。
具体实施方式
现在参照附图，其中，图示是为了示出本公开的优选和各种示例，图1中示出用于修正飞行器100(图2)的至少一个翼型110(图2)上的水撞击极限144、146(图5至图6)的位置的水撞击极限修正系统500的示意图。翼型110上的水撞击极限144、146的位置的修正导致翼型110上的积冰极限152、154(图7至图8)的位置的修正。修正积冰极限152、154的位置减小了积冰148对翼型110上流动的空气的空气动力学(aerodynamics)的负面影响。例如，修正积冰极限152、154的位置减小了由于积冰148而可能发生的翼型110上的流动分离(未示出)的程度。另外，修正积冰极限152、154的位置减小了积冰148对最大升力系数610(例如，图9)的负面影响，并且减少了由积冰148生成的气动阻力的量。
如下面更详细描述的，翼型110上的水撞击极限144、146是由翼型110上移动的空气流中的水滴406(图4至图6)的切线轨迹142(图5至图6)限定的位置。例如，参照图5，示出了机翼126的向前部分或机翼前缘130，其具有吸力侧136(即，具有相对高的曲率的机翼上表面，压力较低的一侧)和压力侧138(即，具有相对低的曲率的机翼126下表面，压力较高的一侧)。吸力侧136具有吸力侧水撞击极限144并且压力侧138具有压力侧水撞击极限146，其各自相对于翼型110的突出部134沿着翼型110表面被测量。在本公开中，翼型110的突出部134是当翼型110处于0°的迎角时前缘表面上最向前的点。对于具有对称横截面的翼型110，例如一些水平尾翼(例如，水平安定面114和升降舵120——图3至图4)，吸力侧136和压力侧138可具有相同的曲率。然而，使水平尾翼以安定面前缘116在向下方向上取向的迎角取向在安定面下侧生成低压力或吸力，使得安定面下侧是吸力侧136(即，压力较低的一侧)并且安定面上侧是压力侧138(即，压力较高的一侧)。无论翼型110的吸力侧136在翼型110的上侧还是下侧，翼型110的吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146各自位于自由流流动132(例如，图4至图7)中从翼型110的上游开始的给定大小的水滴406(图4至图6)的相应切线轨迹142(图5至图6)处，如下面更详细描述的。
当飞行器100(图2)经受结冰条件时，撞击在翼型110上(例如，吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146之间——图5至图6)的水滴406(图2和图4至图6)将冻结，导致翼型110上的积冰148(图7)。有利地，在本发明所公开的系统500(图1)中，系统500被配置为检测结冰条件的存在，使得当飞行器100遇到或者预测要遇到结冰条件时，系统500被配置为增加飞行器100的至少一个翼型110的迎角(图6)，使得水撞击极限144、146(图5至图6)的位置主动地至少部分地远离吸力侧136(图5至图6)移位，并且更朝着压力侧138(图5至图6)移位。在图5至图6的机翼126的示例中，机翼迎角128的增加导致吸力侧水撞击极限144相对于突出部134的组合下降和向前移位以及压力侧水撞击极限146相对于突出部134的组合下降和向后移位。相应地在图7至图8中，水撞击极限144、146(图5至图6)的移位具有使积冰极限152、154(图7至图8)的位置至少部分地远离机翼126的吸力侧136(即，高曲率区域)移位的效果，这减小了上述的积冰148对机翼126的空气动力学的负面影响。
再参照图1，系统500包括飞行控制计算机502，其被配置为接收表示在飞行器100(图2)的飞行路径156(图2)的环境400(图2)中感测的环境参数402的数据。飞行控制计算机502可包括激活逻辑504，其被配置为基于环境参数402并且另外(但可选地)基于飞行器状态数据300确定结冰条件的存在。在这方面，飞行控制计算机502确定飞行器100当前经受的结冰条件的存在，或者预测飞行器100沿着飞行器100的飞行路径156在某一点要经受的结冰条件的存在。在确定结冰条件的存在时，飞行控制计算机502可包括迎角选择逻辑506以用于确定翼型110(图2)的迎角要增加的量。飞行控制计算机502被配置为在适当的时间生成一个或更多个命令信号512以用于致动飞行器100的一个或更多个活动表面202(例如，扰流板218、副翼214、水平安定面114、升降舵120等——图3和图10至图15)。例如，在确定当前存在结冰条件时，飞行控制计算机502可立即(例如，在检测到结冰条件的几秒内)生成一个或更多个命令信号512。相反，在确定结冰条件(被预测沿着飞行路径156在靠后的点处发生)的存在时，飞行控制计算机502可被配置为等待直至飞行器100接近结冰条件的预测位置，然后优选在飞行器100进入结冰条件的时间之前(例如，几秒内)生成命令信号512。
在图1中，系统500还包括一个或更多个表面致动器200，其被配置为从飞行控制计算机502接收命令信号512，并且响应于命令信号512，调节一个或更多个活动表面202使得翼型110(图5至图6)的迎角增加，从而修正翼型110上的水撞击极限144、146(图5至图6)。例如，在下面更详细描述的示例中，飞行控制计算机502可检测结冰条件的存在，并且可生成命令信号512，其使得现有扰流板致动器(未示出)将扰流板218(图11)向上偏转和/或现有副翼致动器(未示出)将副翼214(图12)向上偏转，使得机翼迎角128(图10至图12)增加相对小的量(例如，0.5至4°)，并且导致水撞击极限144、146(图5至图6)的位置至少部分地远离机翼126的吸力侧136(例如，图5至图6)并至少部分地朝着压力侧138(例如，图5至图6)主动移位，从而减小积冰148(图7至图8)对机翼126上流动的空气的空气动力学的影响。
参照图2，示出穿过包含结冰条件的云412的飞行路径156上的飞行器100。飞行器100具有当飞行器100处于结冰条件时可经受积冰148(图7至图8)的一个或更多个翼型110(例如，机翼126、水平安定面114——图2至图3)。飞行器100另外包括多个活动表面202(例如，扰流板218、副翼214等——图3)以用于飞行器100的高度和方向控制。在本系统500和方法700(图19)中，暂时地按照增加一个或更多个翼型110的迎角的方式致动一个或更多个活动表面202，作为主动地使一个或更多个翼型110上的水撞击极限144、146(图5至图6)的位置移位的手段，从而减小积冰148(图7至图8)对一个或更多个翼型110的影响。尽管本公开描述了在云412内发生结冰条件，但是可在非云条件下发生结冰条件。在这方面，可在水滴406(例如，液态水——图2和图4至图6)在撞击在飞行器100表面上时冻结或者在撞击在飞行器100表面上不久之后(例如，几秒内)冻结时的任何时间发生结冰条件。
仍参照图1，如上所述，飞行控制计算机502接收表示环境参数402的数据，并且确定当前发生和/或沿着飞行器100飞行路径156(图2)预测发生的结冰条件的存在。这些环境参数402包括(但不限于)沿着飞行路径156(图2)的气温404、沿着飞行路径156的大气中(例如，云412中——图2)的水滴406(图2)的液滴大小408以及沿着飞行路径156的云412的液态水含量410。这些环境参数402可在飞行器100飞行之前和/或期间由地面传感器和向前/或空中传感器(例如，飞行器100上)感测。环境参数402可被周期性地或连续地提供给飞行控制计算机502。例如，地面或空中天气预报仪器可预测在飞行器100飞行期间利于积冰148的天气的发生，并且可在飞行器100飞行之前和/或期间将这些环境参数数据提供给飞行控制计算机502。关于由其它飞行器100的飞行员在飞行路径156附近遇到并报告的结冰条件的存在、位置和/或严重性的信息也可被手动地或自动地输入到飞行控制计算机502中。
参照图1，在本公开中，气温404是沿着飞行路径156(图2)的环境空气的温度，并且可由地面或空中温度测量仪器周期性地或连续地测量并提供给飞行控制计算机502。液滴大小408也可被周期性地或连续地测量并提供给飞行控制计算机502以方便确定结冰条件的存在。例如，在接收到指示0℃或更冷的气温404的数据以及指示水滴406(图2)的存在的数据时，飞行控制计算机502可确定结冰条件存在。对于气温404略高于0℃的环境条件，飞行控制计算机502可基于包括低于0℃的飞行器表面温度302测量的飞行器状态数据300确定结冰条件存在，这可能发生在飞行器100已暴露于低于0℃的气温404，并且稍后在飞行器表面温度302仍低于冰点的同时处于0℃或以上的温度的情况下。飞行器表面温度302的测量可由用于监测翼型110表面的温度的温度传感器(未示出)周期性地或连续地提供给飞行控制计算机502。这些温度传感器可被安装在机翼126(图4)的机翼前缘130(图4)、水平安定面114(图4)的安定面前缘116(图4)上和/或机身的其它位置处。
在0℃到大约-15℃之间的气温404(图1)下，云412(图2)可包括在低于0℃的温度下以液态存在的过冷水滴。液滴大小408(图1)表示例如云412内的水滴406的大小，并且可根据中值体积直径(MVD)来表示。给定云412内的液滴大小408分布，MVD表示液滴直径(例如，微米)，其中云412中的总液态水含量410的一半包含在比中值大的水滴406中，总液态水含量410的一半包含在比中值小的水滴406中。液滴大小408可由空中光检测和测距(LIDAR)仪器(未示出)或其它光学仪器(例如，光谱仪)测量并提供给飞行控制计算机502(图1)。
液态水含量410可被描述为给定体积的云412(图2)内包含的水的量。液态水含量410可根据每单位体积(例如，立方米)的云412的水的总质量(例如，克)来表示。液态水含量410可由诸如Rosemont冰检测器(未示出)的仪器或者由安装在飞行器100(图2)外部的加热电阻丝(未示出)(在水滴406(图2)碰撞加热电阻丝并蒸发时测量温度的降低)指示并提供给飞行控制计算机502。因水滴蒸发所导致的加热电阻丝温度的降低可与云412的液态水含量410相关。
气温404(图1)、液滴大小408(图1)、液态水含量410(图1)以及其它变量(例如，高度308、云412的水平和垂直范围等)由诸如美国联邦航空管理局(FAA)和国外等同机构的航空管理机构用于确定飞行器100(图1)的设计的设计包络以满足用于在结冰条件中操作的认证要求。例如，美国联邦航空条例(FAR)第25部分附录C定义了平均有效滴直径(例如，中值体积直径MVD)为15-40微米的结冰包络(识别为连续最大大气结冰条件)。FAR第25部分附录O定义了滴中值体积直径(MVD)小于或等于40微米(附录C连续最大(层状云)结冰条件的最大平均有效滴直径(MED))的过冷大滴(SLD)结冰条件的结冰包络。这些SLD结冰条件包括在层状云中和/或下方发生的冻毛雨(例如，具有100-500微米的光谱最大滴直径的条件)和冻雨(例如，具有大于500微米的光谱最大滴直径的条件)。在这方面，附录O的结冰条件包括比附录C的结冰条件中所包括的液滴大小408大的液滴大小408。由于其较大的质量，与附录C下的相对较小的液滴大小408相比，附录O下的液滴大小408将撞击在翼型110(图5至图6)上更靠机尾处，使得附录O的结冰条件导致吸力侧水撞击极限144(图5至图6)在吸力侧136(图5至图6)更向机尾延伸，导致相对于由附录C的结冰条件导致的气流扰乱，翼型110上的气流的扰乱相应更大。
通常，气温404(图1)和/或液滴大小408(图1)影响结冰条件的严重性。另外，液态水含量410(图1)越高，结冰条件越严重。类似地，飞行器100(图2)暴露于相对大的水滴406(图2)的持续时间越长，结冰条件越严重。飞行控制计算机502(图1)可使用包含结冰条件的云412(图2)的水平范围(例如，水平距离)和飞行器100的空速306(图1)来确定结冰条件的持续时间以及因此严重性。飞行控制计算机502也可使用空速306和液态水含量410的组合来确定结冰条件的严重性，这是由于越高的空速306对应于每单位时间越大量的水滴406撞击在飞行器100上。如上所述，由于其相对大的液滴大小408，与FAR第25部分附录C的包括相对较小的液滴大小408的结冰条件相比，FAR第25部分附录O表示严重程度更高的结冰条件。
在本文所公开的任一个系统500(图1)示例中，飞行控制计算机502(图1)可基于飞行路径156(图2)的环境400(图2)中的气温404(图1)和水滴406(图2)的液滴大小408(图1)中的至少一个来确定结冰条件的严重性。飞行控制计算机502可生成与结冰条件的增加的严重性成比例的命令信号512(图1)，使得一个或更多个表面致动器200(图1)在接收到命令信号512时将一个或更多个活动表面202调节与结冰条件的严重性成比例的量。除了基于气温404和/或液滴大小408确定结冰条件严重性之外或作为其替代，飞行控制计算机502可基于上述云的液态水含量410、空速306(图1)、暴露的持续时间以及诸如云类型(例如，垂直发展的积云型云对水平发展的层云型云)的其它因素来确定结冰条件严重性。飞行控制计算机502可基于结冰条件的严重性来确定翼型110(图6)的目标迎角508(图6)。在这方面，飞行控制计算机502可针对更严重的结冰条件计算较高的目标迎角508(例如，对于机翼在向上方向上——图6；对于水平安定面在向下方向上——图13至图15)，可针对不太严重的结冰条件计算较低的目标迎角508。例如，飞行控制计算机502可针对FAR第25部分附录O或国外等同物中定义的结冰条件计算相对高(或更高)的目标迎角508(例如，在比当前迎角高大约2-4°的范围内)，针对FAR第25部分附录C或国外等同物中定义的结冰条件计算相对低(或更低)的目标迎角508(例如，在比当前迎角高大约0.5-2°的范围内)。
然而，在其它示例中，飞行控制计算机502可生成命令信号512以用于致动一个或更多个活动表面202以将翼型110的迎角增加至绝对值(例如，目标迎角)，而不管翼型1 110的当前迎角。例如，在确定结冰条件的存在时，飞行控制计算机502可生成命令信号512以用于针对机翼迎角128实现大约4°的绝对值，而不管机翼126的当前迎角。在另一示例中，飞行控制计算机502可生成命令信号512以用于实现目标迎角的绝对值，不管当前迎角，而是基于结冰条件的严重性。例如，飞行控制计算机502可针对FAR第25部分附录O或国外等同物中定义的结冰条件计算大约5°的目标迎角508的绝对值，并且可针对FAR第25部分附录C或国外等同物中定义的结冰条件计算大约3°的目标迎角508的绝对值。
在图2至图3中，飞行器100是具有机身106以及在机身106的前端和尾端之间延伸的纵轴102的机身加机翼配置。飞行器100可包括一个或更多个推进单元108和一个或更多个翼型110。例如，机身106的尾端可包括垂直尾翼124和水平尾翼。水平尾翼可包括对称地设置在可与纵轴102一致的飞行器中心线104(图3)的横向相对侧的一对水平安定面114(图3)。升降舵120可以可枢转地联接到每一个水平安定面114。
参照图3，飞行器100可包括一对机翼126，各个机翼126可具有对称地设置在飞行器中心线104的横向相对侧的多个活动表面202。例如，机翼126可各自包括诸如扰流板218的活动表面202，其横向对称地设置在飞行器中心线104的相对侧。各个机翼126还可包括诸如襟翼212、副翼214和/或襟副翼216的活动表面202，其也可横向对称地设置在飞行器中心线104的相对侧。如下面更详细描述的，系统500(图1)和方法700(图19)被配置为使得响应于飞行控制计算机502确定结冰条件的存在，在从飞行控制计算机502(图1)生成命令信号512(图1)时使至少一对横向对称的活动表面202偏转。
尽管在如图2至图3所示的机身加机翼型飞行器的背景下描述了本发明所公开的系统500(图1)和方法700(图19)，但是系统500和方法700可按照其它飞行器配置来实现，包括(但不限于)混合翼体配置(未示出)、飞翼配置(未示出)以及各种飞行器配置中的任何其它配置。在这方面，非机身加机翼型飞行器配置的活动表面202(图1)可包括升降副翼、鸭翼(canard)和/或其它类型的活动表面202，其横向对称地设置在飞行器中心线104的相对侧并且能够响应于来自飞行控制计算机502的命令信号512增加翼型110(图2)的迎角以暂时增加翼型110的迎角，以便使翼型110的水撞击极限144、146(图5至图6)移位。
图4是图3的飞行器100的机翼126以及水平安定面114和升降舵120的截面图。机翼126可包括上述活动表面202，活动表面202包括襟翼212、副翼214、襟副翼216和/或扰流板218，活动表面202各自具有表面尾缘204。水平安定面114和升降舵120也可被称为活动表面202。水平安定面114具有安定面前缘116，并且升降舵120具有升降舵尾缘122。
机翼126以机翼迎角128取向，并且水平安定面114以安定面迎角118取向。在本公开中，翼型110的迎角是翼型110的弦线112与紧接在翼型110的上游的自由流流动132的方向之间的角度。在本公开中，当高升力装置(例如，襟翼212、前缘缝翼——未示出)缩回时，翼型110的弦线112在翼型110的前缘(例如，机翼前缘130)与尾缘(例如，表面尾缘204)之间延伸。当升降舵120没有偏转时，水平安定面114的弦线112在安定面前缘116与升降舵尾缘122之间延伸。
如上所述，翼型110具有吸力侧136和压力侧138。吸力侧136面向与由翼型110生成的升力140的方向相同的方向，压力侧138面向与升力140的方向相反的方向。对于翼型110是机翼126的情况，升力140指向上。在图4中，对于翼型110是水平尾翼的情况，升力140可指向下以抵消由作用于飞行器100的重心(未示出)后方的机翼126的指向上的升力140导致的下俯俯仰力矩。
在本公开中，翼型110的迎角的增加导致翼型110的吸力侧136更向后或远离引面而来的自由流流动132的方向斜移，并且翼型110的压力侧138更向前或朝着引面而来的自由流流动132的方向斜移。在图4中，机翼迎角128的增加导致机翼前缘130越来越在向上方向上取向。安定面迎角118的增加导致安定面前缘116越来越在向下方向上取向。
参照图5至图6，图5中示出以0℃的机翼迎角128取向的机翼126的向前部分。如上所述，吸力侧136具有吸力侧水撞击极限144并且压力侧138具有压力侧水撞击极限146，其各自由自由流流动132中的水滴406的切线轨迹142限定。吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146各自相对于突出部134沿着翼型110表面测量。例如，表面距离Ss是突出部134与吸力侧水撞击极限144之间的距离。表面距离Sp是突出部134与压力侧水撞击极限146之间的距离。
图6示出相对于图5以增加的机翼迎角128取向的图5的机翼126的向前部分。图6中的增加的机翼迎角128导致相对于图5中的撞击位置撞击在机翼前缘130的不同位置处的水滴406的切线轨迹142。在这方面，增加的机翼迎角128导致相对于图5的吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146的位置，吸力侧水撞击极限144的组合下降和向前移位以及压力侧水撞击极限146的组合下降和向后移位。相应地，图6中的表面距离Ss比图5中短，并且图6中的表面距离Sp比图5中长。
图7示出机翼迎角128为0°的图5的机翼126的向前部分，并且示出形成在机翼前缘130上的积冰148的形状和大小。积冰148形成在分别与图5的吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146的位置对应的吸力侧积冰极限152和压力侧积冰极限154之间。积冰148具有冰角150，其突出到自由流流动132中并扰乱翼型110上方流动的空气。例如，图5中具有冰角150的积冰148可导致前缘下游的吸力侧136的流动分离气泡(未示出)，相对于没有积冰的相同机翼126的失速角612(图9)，其可降低机翼126失速的迎角(即，失速角612——图9)。另外，如上所述，积冰148可减小最大升力系数610(图9)并生成气动阻力。
图8示出处于增加的迎角(即，在向上方向上)的图7的机翼126，导致相对于图7中的积冰148，机翼前缘130上的积冰148的位置向下移位。增加的机翼迎角128导致相对于图7的吸力侧积冰极限152和压力侧积冰极限154的位置，吸力侧积冰极限152的组合下降和向前移位以及压力侧积冰极限154的组合下降和向后移位。根据机翼126的迎角增加的量，吸力侧积冰极限152的组合下降和向前移位和压力侧积冰极限154的组合下降和向后移位可导致积冰148位于沿着机翼前缘130的表面的压力梯度的更有利的部分中，和/或可减小冰角150的大小或者可避免形成冰角150，这可减小机翼126上流动的空气的扰乱。由于机翼126的弯曲表面上的气流而发生压力梯度。积冰148相对于压力梯度的更有利的位置可沿着机翼前缘130的最前部分或与之相邻。
图9是对于与三种不同的状态对应的同一翼型110，升力系数对迎角的曲线图600，包括：(1)第一状态602，其中翼型110以相对小的迎角(例如，0°)取向，并且由于暴露于结冰条件而具有积冰148，(2)第二状态604，其中翼型110以相对大的迎角取向，并且也由于暴露于与第一状态602中相同的结冰条件而具有积冰148，以及(3)第三状态608，其中由于未暴露于结冰条件，翼型110处于清洁条件。可以看出，由于在第二状态604下前缘上的积冰148，处于第二状态604的翼型110的最大升力系数610低于处于第三状态608的翼型110的最大升力系数610。另外，处于第二状态604的翼型110的失速角612低于处于第三状态608的翼型110的失速角612。然而，由于相对于处于第一状态602的翼型110的前缘上的积冰148的较高位置，处于第二状态604的翼型110的前缘上的积冰148的位置较低，处于第二状态604的翼型110的最大升力系数610和失速角612高于处于第一状态602的翼型110的最大升力系数610和失速角612。
有利地，例如在飞行器(图2)巡航或保持期间由本发明所公开的系统500(图1)和方法700(图19)提供的积冰148(图9)的位置的移位允许例如在进场(approach)期间在低空速下增加的升力和更高的失速角612(图9)。升力和失速角612的相对增加通过针对等同的进场速度允许增加的最大着陆重量，或者相反，针对等同的最大着陆重量允许减小的进场速度来改进飞行器性能。另外，升力和失速角612的相对增加针对等同空速允许增加的进场爬升极限重量。由系统500和方法700提供的增加的升力和失速角612还通过增加失速的操作裕度来增加飞行器安全性。此外，系统500和方法700例如通过针对等同的进场速度降低防冰要求来减小对防冰硬件的需求。另外，系统500和方法700简化用于确定临界积冰148(图9)的结冰条件认证过程。另外，系统500和方法700通过增加安全性和效率以证明飞行器在最严重的结冰条件(例如，上面所讨论的FAR第25部分附录O，SLD(和外国等同物)结冰条件)下操作来增加航空公司服务可靠性。
图10是飞行器100(图2至图3)的基线配置中的机翼126以及水平安定面114和升降舵120的截面图。在图10中，机翼126相对于自由流流动132方向(在图10和图13中，假设平行于飞行器100的纵轴102)以0°的当前迎角304(即，机翼迎角128)取向。另外，水平安定面114相对于自由流流动132方向以0°的当前迎角304(即，安定面迎角118)取向。机翼126被假设为在向上方向上生成升力140，水平安定面114被假设为按照维持配平水平飞行的方式在向下方向下生成升力140。
在本文所公开的任一个示例中，如上面参照图1所述，飞行控制计算机502接收表示在飞行器100的飞行路径156(图2)的环境400(图2)中感测的环境参数402(例如，气温404、液滴大小408、液态水含量410)的数据。飞行控制计算机502可至少基于环境参数402并且可选地使用激活逻辑504，确定飞行器100当前经受或预测要经受的结冰条件的存在。飞行控制计算机502还基于确定结冰条件的存在，生成致动飞行器100的至少一个活动表面202以用于按照修正翼型110的水撞击极限144、146(图5至图6)的方式增加翼型110(图2)的迎角的命令信号512。
再参照图1，除了接收表示环境参数402的数据并确定结冰条件的存在之外，在一些示例中，飞行控制计算机502被配置为接收表示翼型110(图2)的当前迎角304的数据，使用飞行控制计算机502的迎角选择逻辑506基于结冰条件计算翼型110的目标迎角508(图2)，并确定当前迎角304(图10)与目标迎角508(图11-15)之间的迎角差。在确定迎角差时，飞行控制计算机502被配置为生成表示迎角差的命令信号512。一个或更多个表面致动器200被配置为从飞行控制计算机502接收命令信号512，并将一个或更多个活动表面202调节一定量，使得翼型110的迎角增加与迎角差相等的量，从而使翼型110与目标迎角508对准，从而修正翼型110上的水撞击极限144、146(图5至图6)。
此外，在一些示例中，飞行控制计算机502被配置为使用迎角选择逻辑506基于结冰条件并基于飞行器状态数据300计算目标迎角508。飞行器状态数据300可包括诸如襟翼位置312、减速板位置314、档位316和推力设定318的当前飞行器配置，并且还可包括空速306、高度308、毛重310、相对于升力中心(未示出)的重心(未示出)的位置以及其它飞行器状态数据300。襟翼位置312数据可包括例如飞行器100(图2)的驾驶舱上的襟翼控制台(未示出)上的襟翼设定。襟翼位置312可包括上位(例如，襟翼完全缩回以用于巡航飞行)、保持位置、爬升或进场位置、起飞或复飞位置和着陆位置(例如，襟翼完全伸展)。越来越伸展的襟翼位置312可增加飞行器100的下俯俯仰力矩，并且可导致飞行控制计算机502在命令信号512中补偿以使得活动表面202的偏转增加以实现目标迎角508。
减速板位置314是指扰流板218(例如，飞行扰流板——图3)缩回还是展开，并且如果展开，展开角度。部分展开的扰流板218可增加下俯俯仰力矩，并且可导致飞行控制计算机502在命令信号512中补偿以使得活动表面202的偏转增加以实现目标迎角508。档位316是指起落架(未示出)收起还是降下。处于降下位置的起落架由于机翼126(图2)下方的气动阻力的位置而生成增加的气动阻力和下俯俯仰力矩，并且可导致飞行控制计算机502在命令信号512中补偿以使得活动表面202的偏转增加以实现目标迎角508。对于位于机翼126下方的推进单元108(图2)，增加的推力设定318可生成上仰俯仰力矩，导致飞行控制计算机502生成使得活动表面202的偏转减小以实现目标迎角508的命令信号512。增加的空速306可增加积冰148(图7至图8)的速率并且可对应于严重性增加的结冰条件，导致飞行控制计算机502通过命令活动表面202的偏转增加在命令信号512中补偿以实现比不太严重的结冰条件更高的目标迎角508。飞行控制计算机502还可在确定使活动表面202偏转以用于实现目标迎角508所需的命令信号512时考虑高度308、毛重310和/或重心(未示出)的位置。
图11示出飞行控制计算机502(图1)生成一个或更多个命令信号512(图1)，使得一个或更多个表面致动器200(图1)使分别联接到一对机翼126的至少一对横向对称的活动表面202的表面尾缘204向上偏转的示例。在一些示例中，飞行控制计算机502可生成使得至少一对横向对称的襟翼212(图3)、副翼214和/或扰流板218偏转的命令信号512。然而，一对或更多对横向对称的其它类型的活动表面202(例如，襟副翼216——图3；鸭翼——未示出)可被偏转以使得翼型110的迎角增加。在这方面，本公开可以想到使安装在飞行器100上的任何地方的任何类型的活动表面202偏转，不限于使襟翼212、扰流板218和/或副翼214偏转。
图11示出至少一对(图3)横向对称的扰流板218从原始位置206(图10)通过偏转角210(图11)向上偏转到调节位置208(图11)。在本公开中，活动表面202的向上偏转是指表面尾缘204向上移动。根据结冰条件的严重性和飞行器状态，活动表面202可通过相对小的偏转角210(例如，大约0.5-4°)偏转。对于不太严重的结冰条件，飞行控制计算机502可计算小于0.5°的偏转角210，和/或飞行控制计算机502可生成使单对横向对称的活动表面202偏转的命令信号512。对于更严重的结冰条件，飞行控制计算机502可计算大于4°的偏转角210，和/或飞行控制计算机502可生成使多对横向对称的活动表面202偏转的命令信号512。在图11中，扰流板218的偏转使得机翼迎角128向上增加，其中，机翼126从当前迎角304(图10)移动到飞行控制计算机502所计算的目标迎角508(图11)。机翼迎角128的增加导致上述吸力侧水撞击极限144的下降和向前移位的组合和下降和压力侧水撞击极限146的向后移位的对应组合，如图5至图6所示。
图12表示至少一对横向对称的副翼214从原始位置206(图10)通过偏转角210向上偏转到调节位置208。一对横向对称的副翼214的向上偏转使得机翼迎角128从当前迎角304(图10)增加到目标迎角508。在图11至图12中，机翼迎角28的增加使飞行器100的俯仰角(未示出)增加。图11至图12中的水平安定面114和升降舵120相对于纵轴102的取向与图10中相同。
图13示出飞行控制计算机502(图1)被配置为生成一个或更多个命令信号512(图1)，使得一个或更多个表面致动器200(图1)使一对(图3)水平安定面114的安定面前缘116向下偏转并使可枢转地联接到每一个水平安定面114的升降舵120的升降舵尾缘122(相对于水平安定面114的弦线112)向下偏转的示例。安定面前缘116的向下偏转使得安定面迎角118在向下方向上从当前迎角304(图10)增加(即，相对于自由流流动132方向)到飞行控制计算机502所计算的目标迎角508(图13)。与在向上方向上增加机翼迎角128的上述效果类似，在向下方向上增加安定面迎角118导致水平安定面114的吸力侧136(即，下表面上)的吸力侧水撞击极限144(未示出)的组合升高和向前移位以及水平安定面114的压力侧138(即，上表面上)的压力侧水撞击极限146(未示出)的下降和向后移位的对应组合。安定面前缘116上的吸力侧水撞击极限144和压力侧水撞击极限146的移位使安定面前缘116上的积冰148(未示出)的位置移位，这减小了气动阻力并减小了水平尾翼(即，水平安定面114和升降舵120)上的气流的扰乱程度，从而改进水平尾翼生成向下力(例如，升力140——图10)以用于抵消机翼126的下俯俯仰力矩的能力。
在图13中，升降舵尾缘122可被向下偏转，导致安定面迎角118的向下增加而不改变机翼迎角128。在这方面，飞行控制计算机502(图1)可生成命令信号512，使得升降舵尾缘122从原始位置206(图10)通过偏转角210向下偏转到调节位置208，其将机翼126维持在与调节水平安定面114和升降舵120之前基本上(例如，10％内)相同的机翼迎角128。另外，飞行控制计算机502可生成命令信号512以按照维持飞行器100的高度308(图1)的方式调节水平安定面114和升降舵120的取向。在本文所公开的任一个示例中，飞行控制计算机502可增加飞行器100的一个或更多个推进单元108(图3)的推力设定318(图1)，以将飞行器100维持在与调节一个或更多个活动表面202(例如，襟翼212、副翼214、襟副翼216、扰流板218、水平安定面114、升降舵120等)之前飞行器100的空速306和高度308基本上等同(例如，20％内)的空速306(图1)和/或高度308并增加一个或更多个翼型110(例如，机翼126、水平安定面114)的迎角，以用于修正水撞击极限144、146。
图14示出飞行控制计算机502(图1)生成一个或更多个命令信号512(图1)，与上面图13中所述相似使得一个或更多个表面致动器200(图1)使安定面前缘116向下偏转并使升降舵120的升降舵尾缘122向下偏转的示例，同时使得其它表面致动器200(图1)使分别联接到一对机翼126的至少一对横向对称的活动表面202向上偏转，以使安定面迎角118在向下方向上(相对于自由流流动132方向)增加并使机翼迎角128在向上方向上(相对于自由流流动132方向)增加。
图14示出水平安定面114向下偏转并且升降舵120向下偏转，同时扰流板218的表面尾缘204从原始位置206(图13)通过偏转角210向上偏转到调节位置208，导致安定面迎角118的向下增加和机翼迎角128的向上增加。安定面迎角118的向下增加和机翼迎角128的向上增加各自修正安定面前缘116和机翼前缘130上的水撞击极限144、146(图5至图6)，其有利地减小积冰148(例如，图7至图8)对水平安定面114和机翼126上的气流的影响。
图15示出水平安定面114向下偏转并且升降舵120向下偏转，同时副翼214的表面尾缘204向上偏转以实现安定面迎角118的向下增加(相对于自由流流动132方向)和机翼迎角128的向上增加(相对于自由流流动132方向)。类似于图14的上述配置，安定面迎角118的向下增加和机翼迎角128的向上增加修正安定面前缘116和机翼前缘130上的水撞击极限144、146(图5至图6)。
图16示出飞行控制计算机502(图1)生成一个或更多个命令信号512(图1)，使得一个或更多个表面致动器200(图1)使安定面前缘116向上偏转并使升降舵尾缘122向上偏转，导致安定面迎角118向上增加的示例。安定面迎角118的向上增加使水平安定面114上的水撞击极限144、146(未示出)更偏向吸力侧136，因此对水平安定面114上的积冰极限152、154(未示出)更不利。然而，向上增加安定面迎角118对于在结冰条件下在下俯方向上具有减小量的升降舵120权限的飞行器100(图16)可为有利的。通过朝向上方向(相对于自由流流动132方向)调节安定面迎角118并且通过相应地增加升降舵尾缘122的偏转角，水平尾翼可在维持升降舵120的下俯权限(例如，以满足认证要求)的同时使飞行器100维持配平飞行。
图17示出与图16类似的示例，其中飞行控制计算机502(图1)生成一个或更多个命令信号512(图1)，使得表面致动器200(图1)使安定面前缘116向上偏转并使升降舵尾缘122向上偏转一定量，导致除了安定面迎角118向上增加之外机翼迎角128向上增加。机翼迎角128的向上增加按照如上所述的方式改进机翼前缘130上的水撞击极限144、146(图5至图6)。如上面关于图16所描述的，尽管安定面迎角118的向上增加对水平安定面114上的积冰极限152、154(未示出)更不利，但是，向上增加安定面迎角118在如下结冰条件下可以是有利的：水平安定面114在下俯方向上具有减小的升降舵120权限。
图18示出穿过包含结冰条件的云412的飞行路径156上的飞行器100。图18示出当飞行器100在维持与进入云412之前相同的高度308(图1)的同时穿过云412时机翼迎角128(夸大示出)的暂时增加。如上所述，暂时增加飞行器100的机翼迎角128修正了机翼前缘130(图5至图6)上的水撞击极限144、146(图5至图6)，这有利地减小了积冰148的影响，如图9的曲线图中所示。在一些示例中，飞行控制计算机502(图1)可连续地监测环境参数402(图1)以确定结冰条件是否继续存在。在确定结冰条件不再存在时，飞行控制计算机502可自主地(即，没有人为干预)命令活动表面202(图1)从调节位置208(图11)返回到原始位置206(图10)。另选地或另外地，飞行控制计算机502可在任何时间允许用于命令活动表面202(图1)从调节位置208移回原始位置206的飞行员输入514(图1)。
参照图19，示出修正翼型110的水撞击极限144、146的位置的方法700中所包括的操作的流程图。方法700的步骤702包括在飞行器100的飞行路径156的环境400中感测环境参数402。如上所述，环境参数402可包括气温404和水滴的液滴大小408。另外，环境参数402还可包括液态水含量410、高度308、结冰条件的水平范围和/或垂直范围以及其它环境参数402。步骤702还可包括感测飞行器表面温度302以如上所述，如果飞行器表面温度302低于0℃，则确定结冰增加的存在。
方法700的步骤704包括基于环境参数402确定结冰条件的存在。如上所述，确定结冰条件的存在的步骤可包括确定当前结冰条件的存在，或者确定预测飞行器100沿着飞行器100的飞行路径156在靠后的点处要经受的结冰条件的存在。结冰条件的存在可通过地面或空中天气测量仪器来确定。结冰条件的确定还可基于在飞行路径156附近的区域中的其它飞行器的飞行员的结冰条件报告。
方法700(图19)的步骤706包括响应于确定结冰条件的存在，调节飞行器100的至少一个活动表面202。活动表面202可从原始位置206通过偏转角210移动到调节位置208。在本公开中，活动表面202的原始位置206是紧接在改变活动表面202的取向以实现翼型110的目标迎角508之前的位置。
方法700的步骤708包括响应于调节活动表面202，增加翼型110(例如，机翼126、水平安定面114)的迎角，从而使得修正翼型110上的水撞击极限144，146。如上所述，机翼迎角128的增加导致机翼126的吸力侧136(即，上表面)的吸力侧水撞击极限144的组合下降和向前移位以及机翼126的压力侧138(即，下表面)的压力侧水撞击极限146的组合下降和向后移位。
在一些示例中，方法700(图19)可包括确定翼型110的当前迎角304，基于结冰条件计算翼型110的目标迎角508，并确定当前迎角304与目标迎角508之间的迎角差。在这些示例中，如上所述，步骤706可包括将至少一个活动表面202调节一定量，使得翼型110的迎角增加与迎角差相等的量，从而使翼型110与目标迎角508对准。
如上所述，计算目标迎角508的步骤可包括基于结冰条件并且基于飞行器状态数据300(例如，当前襟翼位置312、减速板位置314、空速306、高度308、推力设定318、档位316和/或其它飞行器状态数据300)计算目标迎角508。在这方面，确定结冰条件的存在的步骤704可包括至少基于飞行器100的环境400中的气温404和水滴406的液滴大小408确定结冰条件的严重性。如上所述，气温404越低和/或液滴大小408越大，结冰条件越严重。在这方面，飞行器100暴露于在低于0℃的气温404下以液态存在的水滴406越长，结冰条件越严重。类似地，云412的液态水含量410越高，结冰条件越严重。计算目标迎角508的步骤可基于结冰条件的严重性。例如，结冰增加越严重，翼型110的目标迎角508越大。在这方面，步骤706可包括将活动表面202调节与结冰条件的严重性成比例的量。
简要参照图11至图12，在一些示例中，调节活动表面202的步骤706可包括使分别联接到分别设置在飞行器中心线104的横向相对侧的一对机翼126的至少一对横向对称的活动表面202的表面尾缘204向上偏转。例如，使一对横向对称的活动表面202向上偏转可包括使一对横向对称的襟翼212、扰流板218和/或副翼214的表面尾缘204向上偏转。在这些情况下，增加翼型110的迎角的步骤708可包括响应于一对横向对称的襟翼212、扰流板218和/或副翼214向上偏转，增加机翼迎角128。
简要参照图13至图15，在一些示例中，调节活动表面202的步骤706可包括使水平安定面114的安定面前缘116向下偏转并使升降舵120的升降舵尾缘122向下偏转，使得水平安定面114的安定面前缘116向下移动并且升降舵120的升降舵尾缘122向下移动，如图13至图15所示。在这些情况下，增加翼型110的迎角的步骤708包括响应于安定面前缘116向下偏转，在向下方向上增加安定面迎角118。在诸如图13中的一些示例中，安定面前缘116的向下偏转和升降舵尾缘122的向下偏转可按照使得机翼迎角128保持不变的方式执行。如上所述，在向下方向上增加安定面迎角118可导致水平安定面114的吸力侧136(例如，下表面)的吸力侧水撞击极限144(未示出)的组合升高和向前移位以及水平安定面114的压力侧138(例如，上表面)的压力侧水撞击极限146(未示出)的相应组合下降和向后移位。
简要参照图14至图15，在一些示例中，调节活动表面202的步骤706可包括使安定面前缘116向下偏转并使升降舵尾缘122向下偏转，同时使分别联接到分别设置在飞行器100的横向相对侧的一对机翼126的至少一对横向对称的活动表面202的表面尾缘204向上偏转。例如，图14至图15示出安定面前缘116向下偏转并且升降舵尾缘122向下偏转，同时至少一对横向对称的扰流板218(图14)和/或副翼214(图15)向上偏转。在这些情况下，增加翼型110的迎角的步骤708包括响应于水平安定面114向下偏转并且升降舵120向下偏转以及机翼126的至少一对横向对称的活动表面202(例如，扰流板218、副翼214、襟翼212、襟副翼216等)向上偏转，在向下方向上增加安定面迎角118并在向上方向上增加机翼迎角128。
简要参照图16至图17，在一些示例中，调节活动表面202的步骤706可包括使水平安定面114的安定面前缘116向上偏转并使升降舵120的升降舵尾缘向上偏转。例如，图16示出安定面前缘116向上偏转并且升降舵尾缘122向上偏转。在这些情况下，增加翼型110的迎角的步骤708包括响应于安定面前缘116向上偏转，在向上方向上增加安定面迎角118，从而维持在水平安定面114上具有积冰(未示出)的结冰条件下升降舵120的下俯权限，如上所述。图17示出与图16类似的示例，不同的是图17中的安定面前缘116和升降舵尾缘122均向上偏转一定量以在向上方向上增加机翼迎角128，从而改进机翼前缘130上的水撞击极限144、146(图5至图6)。类似于图16的示例，图17中的水平安定面114和升降舵120可按照保持在结冰条件下升降舵120的下俯权限的同时使飞行器100维持在配平飞行的方式向上偏转。
在本文所公开的任何示例中，方法700(图19)还可包括增加飞行器100的一个或更多个推进单元108(图3)的推力设定318，以维持飞行器100的空速306和/或高度308与调节一个或更多个活动表面202以用于增加一个或更多个翼型110的迎角之前飞行器100的空速306和高度308基本上(例如，20％)等同。另外，可选地，方法700(图19)可包括连续地监测环境参数402以确定结冰条件是否继续存在，并且当结冰条件不再存在时自主地命令一个或更多个活动表面202移回活动表面202的原始位置206。例如，自主命令可在确定结冰条件不再存在时由飞行控制计算机502执行。
图18示出穿过包含结冰条件的云412的飞行路径156上的飞行器100的示例。在进入云412中之前，机翼126以当前迎角304取向。在进入云412中之前或就在进入云412中时，可自主地或手动地命令一个或更多个活动表面202(图11)偏转，使得机翼迎角128从当前迎角304增加到目标迎角508。活动表面202的自主命令可在确定存在结冰条件时由飞行控制计算机502(图1)的激活逻辑504(图1)执行。活动表面202的手动命令可通过飞行员输入514(图1)执行，其中飞行机组成员启动飞行控制计算机502的激活逻辑504(图1)。飞行员或其他飞行机组成员可通过视觉上观察飞行器表面上的水滴，结合飞行员或飞行机组成员确定气温404(例如，外部气温)和/或飞行器表面温度302(例如，机翼126的温度)为0℃或以下来确定存在结冰条件。
在图18的示例中，在飞行器100经受结冰增加(例如，在云412内)的同时，机翼126可维持目标迎角508。在离开结冰条件时，可自主地或手动地命令活动表面202返回到其原始位置206，使得机翼126重新取向回与进入结冰条件之前相同的迎角。当活动表面202偏转并且机翼126的迎角暂时增加时，通过暂时调节(例如，增加)推进单元108的推力设定318(图1)以补偿在飞行器100经受结冰条件的时间段内由活动表面202(图11)的暂时偏转和/或由机翼126的翼型的迎角的增加产生的增加的气动阻力，飞行器100可维持在相同的高度308。
此外，本公开包括根据以下条款的实施方式：
1.一种用于修正飞行器(100)的翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置的系统(500)，该系统(500)包括：
飞行控制计算机(502)，该飞行控制计算机(502)被配置为：
接收表示在飞行器(100)的飞行路径(156)的环境(400)中感测到的环境参数(402)的数据；并且
基于环境参数(402)，确定飞行器(100)当前经受或预测要经受的结冰条件的存在；并且
基于存在结冰条件，生成用于致动飞行器(100)的活动表面(202)的命令信号(512)；以及
表面致动器(200)，该表面致动器(200)被配置为从飞行控制计算机(502)接收命令信号(512)并按照使得翼型(110)的迎角增加的方式调节活动表面(202)，从而修正翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置。
2.根据条款1所述的系统(500)，其中：
飞行控制计算机(502)被配置为基于环境参数(402)并且基于包括飞行器表面温度(302)的飞行器状态数据(300)来确定结冰条件的存在。
3.根据条款1所述的系统(500)，其中：
飞行控制计算机(502)被配置为：
接收表示翼型(110)的当前迎角(304)的数据；
基于结冰条件计算翼型(110)的目标迎角(508)；并且
确定当前迎角(304)与目标迎角(508)之间的迎角差；并且
表面致动器(200)被配置为将活动表面(202)调节一定量，使得翼型(110)的迎角增加与所述迎角差相等的量，从而使翼型(110)与目标迎角(508)对准。
4.根据条款3所述的系统(500)，其中：
飞行控制计算机(502)被配置为基于结冰条件并且基于包括襟翼位置(312)、减速板位置(314)、空速(306)、高度(308)、推力设定(318)和档位(316)中的至少一方的飞行器状态数据(300)来计算目标迎角(508)。
5.根据条款1所述的系统(500)，其中：
翼型(110)包括一对机翼(126)；并且
飞行控制计算机(502)被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，从而在向上方向上增加机翼迎角(128)。
6.根据条款1所述的系统(500)，其中：
飞行控制计算机(502)被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使一对横向对称的、襟翼(212)、扰流板(218)和副翼s(214)中的至少一方向上偏转。
7.根据条款1至6中的任一项所述的系统(500)，其中：
翼型(110)包括水平安定面(114)；并且
飞行控制计算机(502)还被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，以使得在向下方向上增加水平安定面(114)的安定面迎角(118)。
8.根据条款1至6中的任一项所述的系统(500)，其中：
翼型(110)包括水平安定面(114)；并且
飞行控制计算机(502)还被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向上偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向上偏转，从而在向上方向上增加安定面迎角(118)以维持在结冰条件下升降舵(120)的下俯权限。
9.根据条款1至6中的任一项所述的系统(500)，其中：
翼型(110)包括一对机翼(126)和水平安定面(114)；并且
飞行控制计算机(502)被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，同时使得另外一个或更多个表面致动器(200)使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，以在向下方向上增加水平安定面(114)的安定面迎角(118)并在向上方向上增加一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
10.根据条款1至6中的任一项所述的系统(500)，其中：
飞行控制计算机(502)被配置为至少基于飞行路径(156)的环境(400)中的水滴(406)的液滴大小(408)来确定结冰条件的严重性，并生成与结冰条件的增加的严重性成比例的命令信号(512)；并且
表面致动器(200)被配置为基于命令信号(512)将活动表面(202)调节与结冰条件的增加的严重性成比例的量。
11.一种修正飞行器(100)的翼型(110)的表面上的水撞击极限(144,146)的位置的方法，该方法包括以下步骤：
在飞行器(100)的飞行路径(156)的环境(400)中感测环境参数(402)；
基于所述环境参数(402)确定所述飞行器(100)当前经受或预测要经受的结冰条件的存在；
响应于确定结冰条件的存在，调节飞行器(100)的至少一个活动表面(202)；以及
响应于调节活动表面(202)，增加翼型(110)的迎角，从而修正所述翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置。
12.根据条款11所述的方法，该方法还包括以下步骤：
确定翼型(110)的当前迎角(304)；
基于结冰条件来计算翼型(110)的目标迎角(508)；
确定当前迎角(304)与目标迎角(508)之间的迎角差；并且
其中，调节活动表面(202)的步骤包括将活动表面(202)调节一定量，使得翼型(110)的迎角增加与所述迎角差相等的量，从而使翼型(110)与目标迎角(508)对准。
13.根据条款12所述的方法，其中，计算目标迎角(508)的步骤包括：
基于结冰条件以及包括襟翼位置(312)、减速板位置(314)、空速(306)、高度(308)、推力设定(318)和档位(316)中的至少一方的飞行器状态数据(300)来计算目标迎角(508)。
14.根据条款11所述的方法，其中，确定结冰条件的存在的步骤和调节活动表面(202)的步骤分别包括：
至少基于飞行器(100)的环境(400)中的水滴(406)的液滴大小(408)来确定结冰条件的严重性；以及
将活动表面(202)调节与结冰条件的增加的严重性成比例的量。
15.根据条款11至14中的任一项所述的方法，其中，调节活动表面(202)的步骤和增加翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)的表面尾缘(204)向上偏转，所述机翼(126)分别设置在飞行器(100)的横向相对侧；以及
响应于一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，增加一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
16.根据条款15所述的方法，其中，使一对横向对称的活动表面(202)向上偏转的步骤包括：
使一对横向对称的、襟翼(212)、扰流板(218)和副翼(214)中的至少一方的表面尾缘(204)向上偏转。
17.根据条款11至14中的任一项所述的方法，其中，调节活动表面(202)的步骤和增加翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转；以及
响应于水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转，在向下方向上增加水平安定面(114)的安定面迎角(118)。
18.根据条款11至14中的任一项所述的方法，其中，调节活动表面(202)的步骤和增加翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向上偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向上偏转；以及
响应于水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转，在向上方向上增加水平安定面(114)的安定面迎角(118)，从而维持在结冰条件下升降舵(120)的下俯权限。
19.根据条款11至14中的任一项所述的方法，其中，调节活动表面(202)的步骤和增加翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，同时使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)的表面尾缘(204)向上偏转，所述机翼(126)分别设置在飞行器(100)的横向相对侧；以及
响应于水平安定面(114)向下偏转和升降舵(120)向下偏转以及一对机翼(126)的一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，在向下方向上增加水平安定面(114)的安定面迎角(118)并在向上方向上增加一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
20.一种修正在飞行器(100)的横向相对侧的一对机翼(126)上的水撞击极限(144,146)的位置的方法，该方法包括以下步骤：
在飞行器(100)的飞行路径(156)的环境(400)中感测气温(404)和水滴(406)的液滴大小(408)；
基于气温(404)和液滴大小(408)，确定飞行器(100)当前经受或预测要经受的结冰条件的存在；
响应于确定结冰条件的存在，使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)向上偏转；以及
响应于一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，增加机翼(126)的机翼迎角(128)，从而导致机翼(126)的上表面上的水撞击上限的向前并向下移位以及机翼(126)的下表面上的水撞击下限的向后并向下移位。
受益于前述描述和相关附图中所呈现的教导，本公开所属领域的技术人员将想到本公开的许多修改和其它配置。本文所描述的配置意在为例示性的，并非旨在为限制性的或穷尽性的。尽管本文采用了特定术语，但其仅在一般性和描述性意义上使用，而非为了限制。

Claims (15)

1.一种用于修正飞行器(100)的翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置的系统(500)，该系统(500)包括：
飞行控制计算机(502)，该飞行控制计算机(502)被配置为：
接收表示在飞行器(100)的飞行路径(156)的环境(400)中感测到的环境参数(402)的数据；
基于所述环境参数(402)确定所述飞行器(100)当前经受或预测要经受的结冰条件的存在；并且
基于结冰条件的存在生成用于致动所述飞行器(100)的活动表面(202)的命令信号(512)；以及
表面致动器(200)，该表面致动器(200)被配置为从所述飞行控制计算机(502)接收所述命令信号(512)，并按照使得所述翼型(110)的迎角增加的方式调节所述活动表面(202)，从而修正所述翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置。
2.根据权利要求1所述的系统(500)，其中：
所述飞行控制计算机(502)被配置为基于所述环境参数(402)并且基于包括飞行器表面温度(302)的飞行器状态数据(300)来确定结冰条件的存在。
3.根据权利要求1所述的系统(500)，其中：
所述飞行控制计算机(502)被配置为：
接收表示所述翼型(110)的当前迎角(304)的数据；
基于所述结冰条件并且基于包括襟翼位置(312)、减速板位置(314)、空速(306)、高度(308)、推力设定(318)和档位(316)中的至少一方的飞行器状态数据(300)，计算所述翼型(110)的目标迎角(508)；并且
确定所述当前迎角(304)与所述目标迎角(508)之间的迎角差，并且
所述表面致动器(200)被配置为将所述活动表面(202)调节一定量，使得所述翼型(110)的迎角增加与所述迎角差相等的量，从而使所述翼型(110)与所述目标迎角(508)对准。
4.根据权利要求1所述的系统(500)，其中：
所述翼型(110)包括一对机翼(126)；并且
所述飞行控制计算机(502)被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使分别联接到所述一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，从而在向上方向上增加机翼迎角(128)。
5.根据权利要求1至4中的任一项所述的系统(500)，其中：
所述翼型(110)包括水平安定面(114)；并且
所述飞行控制计算机(502)还被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使所述水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，从而在向下方向上增加所述水平安定面(114)的安定面迎角(118)。
6.根据权利要求1至4中的任一项所述的系统(500)，其中：
所述翼型(110)包括水平安定面(114)；并且
所述飞行控制计算机(502)还被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使所述水平安定面(114)的安定面前缘(116)向上偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向上偏转，从而在向上方向上增加安定面迎角(118)，以维持在结冰条件下所述升降舵(120)的下俯权限。
7.根据权利要求1至4中的任一项所述的系统(500)，其中：
所述翼型(110)包括一对机翼(126)和水平安定面(114)；并且
所述飞行控制计算机(502)被配置为生成一个或更多个命令信号(512)，使得一个或更多个表面致动器(200)使所述水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，同时使得另外一个或更多个表面致动器(200)使分别联接到所述一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，以使得在向下方向上增加所述水平安定面(114)的安定面迎角(118)并在向上方向上增加所述一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
8.根据权利要求1至4中的任一项所述的系统(500)，其中：
所述飞行控制计算机(502)被配置为至少基于所述飞行路径(156)的所述环境(400)中的水滴(406)的液滴大小(408)来确定所述结冰条件的严重性，并生成与所述结冰条件的增加的严重性成比例的命令信号(512)；并且
所述表面致动器(200)被配置为基于所述命令信号(512)将所述活动表面(202)调节与所述结冰条件的增加的严重性成比例的量。
9.一种修正飞行器(100)的翼型(110)的表面上的水撞击极限(144,146)的位置的方法，该方法包括以下步骤：
在飞行器(100)的飞行路径(156)的环境(400)中感测环境参数(402)；
基于所述环境参数(402)确定所述飞行器(100)当前经受或预测要经受的结冰条件的存在；
响应于确定结冰条件的存在，调节所述飞行器(100)的至少一个活动表面(202)；以及
响应于调节所述活动表面(202)，增加所述翼型(110)的迎角，从而修正所述翼型(110)上的水撞击极限(144,146)的位置。
10.根据权利要求9所述的方法，该方法还包括以下步骤：
确定所述翼型(110)的当前迎角(304)；
基于所述结冰条件和飞行器状态数据(300)来计算所述翼型(110)的目标迎角(508)，所述飞行器状态数据(300)包括襟翼位置(312)、减速板位置(314)、空速(306)、高度(308)、推力设定(318)和档位(316)中的至少一方；
确定所述当前迎角(304)与所述目标迎角(508)之间的迎角差；并且
其中，调节所述活动表面(202)的步骤包括：将所述活动表面(202)调节一定量，使得所述翼型(110)的迎角增加与所述迎角差相等的量，从而使所述翼型(110)与所述目标迎角(508)对准。
11.根据权利要求9所述的方法，其中，确定结冰条件的存在的步骤和调节所述活动表面(202)的步骤分别包括：
至少基于所述飞行器(100)的所述环境(400)中的水滴(406)的液滴大小(408)来确定所述结冰条件的严重性；以及
将所述活动表面(202)调节与所述结冰条件的增加的严重性成比例的量。
12.根据权利要求9至11中的任一项所述的方法，其中，调节所述活动表面(202)的步骤和增加所述翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使分别联接到一对机翼(126)的一对横向对称的襟翼(212)、扰流板(218)和副翼(214)中的至少一方的表面尾缘(204)向上偏转，所述一对机翼(126)分别设置在所述飞行器(100)的横向相对侧；以及
响应于所述一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，增加所述一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
13.根据权利要求9至11中的任一项所述的方法，其中，调节所述活动表面(202)的步骤和增加所述翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转；以及
响应于所述水平安定面(114)的所述安定面前缘(116)向下偏转，在向下方向上增加所述水平安定面(114)的安定面迎角(118)。
14.根据权利要求9至11中的任一项所述的方法，其中，调节所述活动表面(202)的步骤和增加所述翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向上偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向上偏转；以及
响应于使所述水平安定面(114)的所述安定面前缘(116)向下偏转，在向上方向上增加所述水平安定面(114)的安定面迎角(118)，从而维持在结冰条件下所述升降舵(120)的下俯权限。
15.根据权利要求9至11中的任一项所述的方法，其中，调节所述活动表面(202)的步骤和增加所述翼型(110)的迎角的步骤分别包括：
使水平安定面(114)的安定面前缘(116)向下偏转并使可枢转地联接到所述水平安定面(114)的升降舵(120)的升降舵尾缘(122)向下偏转，同时使分别联接到一对机翼(126)的至少一对横向对称的活动表面(202)的表面尾缘(204)向上偏转，所述一对机翼(126)分别设置在所述飞行器(100)的横向相对侧；以及
响应于所述水平安定面(114)向下偏转和所述升降舵(120)向下偏转以及所述一对机翼(126)的所述一对横向对称的活动表面(202)向上偏转，在向下方向上增加所述水平安定面(114)的安定面迎角(118)并在向上方向上增加所述一对机翼(126)的机翼迎角(128)。
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